Укладываемый в стопу дисковидный спутник - RU2017110700A
Код документа: RU2017110700A
Формула
1. Система уложенных в стопу спутников, содержащая:
множество спутников (100), выполненных с возможностью укладки в стопу в обтекателе (418) полезной нагрузки средства (420) выведения; при этом
каждый из спутников (100) содержит множество секций (102, 104, 106), которые шарнирно скреплены друг с другом, сложены или повернуты вместе перед выведением и разложены или повернуты друг от друга при нахождении в развернутом состоянии после достижения орбиты;
первая (102) из указанных секций представляет собой корпус (102) спутника, имеющий первую сторону, которая служит в качестве теплового излучателя (108), и вторую сторону, противоположную первой стороне, которая содержит по меньшей мере одну антенну (110);
вторая (104) из указанных секций содержит по меньшей мере одну солнечную панель (104), прикрепленную смежно с первой стороной корпуса (102) спутника и выполненную с возможностью преобразования света от Солнца в электричество; а
третья (106) из указанных секций содержит по меньшей мере один пассивный рефлектор (106), прикрепленный смежно со второй стороной корпуса (102) спутника и выполненный с возможностью отражения радиочастотных сигналов между Землей и антенной (110) спутника (100);
причем в развернутом состоянии солнечная панель (104) повернута от первой стороны корпуса (102) спутника, так что солнечная панель (104) направлена в сторону Солнца, а пассивный рефлектор (106) повернут от второй стороны корпуса (102) спутника для направления сигналов между Землей и антенной (110).
2. Система по п. 1, в которой внешний контур указанных секций (102, 104, 106), сложенных вместе, имеет овальную, эллиптическую, круглую или многоугольную форму.
3. Система по п. 1 или 2, в которой указанные секции (102, 104, 106), когда сложены вместе, сохраняют по существу плоский профиль.
4. Система по п. 1 или 2, в которой корпус (402) спутника содержит полость на первой стороне и углубленную область на второй стороне, так что в сложенном состоянии по меньшей мере одна солнечная панель (404а) сложена и уложена в углубленную область, антенна (406) расположена в полости, а пассивный рефлектор (408) расположен смежно с антенной в полости.
5. Система по п. 4, в которой
первая сторона корпуса (402) спутника, окружающая полость, закрыта многоугольным закрывающим элементом (412); причем
тепловой излучатель (108) и по меньшей мере одна солнечная панель (404а) расположены в углубленной области, а
солнечная панель (404а) содержит множество складных наборов солнечных батарей, которые в сложенном состоянии расположены в углубленной области.
6. Система по п. 4, в которой по меньшей мере одна солнечная панель (404а) содержит множество элементов панели, имеющих по существу одинаковую форму, и которые сложены друг на друга для размещения в углубленной области.
7. Система по п. 1 или 2, в которой по меньшей мере одна солнечная панель содержит две или более солнечных панели (404а, 404b).
8. Система по п. 1 или 2, в которой по меньшей мере одна солнечная панель (404а) содержит набор из множества участков, который выполнен с возможностью по меньшей мере частичного складывания на себя.
9. Система по п. 1 или 2, в которой спутники расположены в обтекателе (418) полезной нагрузки средства (420) выведения в конфигурации с укладкой в стопу столбцом до выведения.
10. Система по п. 1 или 2, в которой множество спутников (400) включает по меньшей мере один верхний спутник (400), расположенный вертикально сверху по меньшей мере одного нижнего спутника (400) в обтекателе (418) полезной нагрузки средства (420) выведения,
причем конструкция несет пусковые нагрузки для верхнего и нижнего спутников (400).
11. Система по п. 1 или 2, в которой обеспечено пассивное высвобождение спутников (400) из обтекателя (418) полезной нагрузки средства (420) выведения после достижения орбиты.
12. Система по п. 1 или 2, в которой первая из указанных секций содержит блок шины и блок полезной нагрузки, установленные на тепловом излучателе (108) или которыми оснащен тепловой излучатель (108).
13. Система по п. 1 или 2, в которой антенна (110) содержит многолучевую антенну.
14. Система по п. 1 или 2, в которой для поддержания фазирования орбиты, к корпусу (402) спутника прикреплен по меньшей мере один двигатель (410) малой тяги.
15. Система по п. 1 или 2, в которой для поддержания направления солнечной панели (104) в сторону Солнца, пассивного рефлектора (106) в сторону Земли и теплового излучателя (108) в сторону космического пространства использованы один или более механизмов.
16. Способ выведения системы уложенных в стопу спутников, включающий
- укладку множества спутников (100) в стопу в обтекателе (418) полезной нагрузки средства (420) выведения, при этом
каждый из спутников (100) содержит множество секций (102, 104, 106), которые шарнирно скреплены друг с другом, сложены или повернуты вместе перед выведением и разложены или повернуты друг от друга при нахождении в развернутом состоянии после достижения орбиты; причем
первая (102) из указанных секций представляет собой корпус (102) спутника, имеющий первую сторону, которая служит в качестве теплового излучателя (108), и вторую сторону, противоположную первой стороне, которая содержит по меньшей мере одну антенну (110);
вторая (104) из указанных секций содержит по меньшей мере одну солнечную панель (104), прикрепленную смежно с первой стороной корпуса (102) спутника и выполненную с возможностью преобразования света от Солнца в электричество; а
третья (106) из указанных секций содержит по меньшей мере один пассивный рефлектор (106), прикрепленный смежно со второй стороной корпуса (102) спутника и выполненный с возможностью отражения радиочастотных сигналов между Землей и антенной (110) спутника;
- выведение указанного множества спутников (100) на орбиту с использованием средства (420) выведения и
- последовательное высвобождение каждого из указанного множества спутников (100) из обтекателя (418) полезной нагрузки средства (420) выведения после достижения орбиты таким образом, что когда каждый из спутников (100) развернут, вторая секция (104) повернута от первой стороны корпуса (102) спутника, так что солнечная панель (104) направлена в сторону Солнца, а третья секцию (106) повернута от второй стороны корпуса (102) спутника, так что пассивный рефлектор (106) направляет радиочастотные сигналы между Землей и антенной (110).
17. Способ по п. 16, согласно которому внешний контур указанных секций (102, 104, 106), сложенных вместе, имеет овальную, эллиптическую, круглую или многоугольную форму.
18. Способ по п. 16 или 17, согласно которому указанные секции (102, 104, 106), когда сложены вместе, сохраняют по существу плоский профиль.
19. Способ по п. 16 или 17, согласно которому корпус (402) спутника имеет полость на первой стороне и углубленную область на второй стороне, так что в сложенном состоянии по меньшей мере одна солнечная панель (404а) сложена и уложена в углубленную область, антенна (406) расположена в полости, а пассивный рефлектор (408) расположен смежно с антенной (406) в полости.
20. Способ по п. 19, согласно которому:
первая сторона корпуса (402) спутника, окружающая полость, закрыта многоугольным закрывающим элементом (412);
тепловой излучатель (108) и по меньшей мере одна солнечную панель (404а) расположены в углубленной области, а
солнечная панель (404а) содержит множество складных наборов солнечных батарей, которые в сложенном состоянии расположены в углубленной области.
21. Способ по п. 16 или 17, согласно которому множество спутников (400) включает по меньшей мере один верхний спутник (400), расположенный вертикально сверху по меньшей мере одного нижнего спутника (400) в обтекателе (418) полезной нагрузки средства (420) выведения,
причем конструкция несет пусковые нагрузки для верхнего и нижнего спутников (400).
22. Способ по п. 16 или 17, согласно которому спутники (400) пассивно высвобождают из обтекателя (418) полезной нагрузки средства (420) выведения после достижения орбиты.
23. Способ по п. 16 или 17, согласно которому для поддержания направления солнечной панели (104) в сторону Солнца, пассивного рефлектора (106) в сторону Земли и теплового излучателя (108) в сторону космического пространства после достижения орбиты используют один или более механизмов.
24. Способ по п. 16 или 17, согласно которому фазирование орбиты выполняют посредством двигателя (410) малой тяги, расположенного на корпусе (402) спутника, посредством поворота корпуса (402) спутника с достижением необходимого угла тяги двигателя (410) малой тяги, запуском двигателя (410) малой тяги и последующим возвращением первоначального положения корпуса (402) спутника после запуска двигателя (410) малой тяги.
25. Способ изготовления спутника (100), выполненного с возможностью укладки в стопу с одним или более других спутников (100) такой же конфигурации в обтекателе (418) полезной нагрузки средства (420) выведения в соответствии с системой укладываемых в стопу спутников по п. 1.
